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EP0737846B1 - Dispositif optoélectrique d'aide au pilotage d'un aéronef par mauvaise visibilité - Google Patents

Dispositif optoélectrique d'aide au pilotage d'un aéronef par mauvaise visibilité Download PDF

Info

Publication number
EP0737846B1
EP0737846B1 EP96400742A EP96400742A EP0737846B1 EP 0737846 B1 EP0737846 B1 EP 0737846B1 EP 96400742 A EP96400742 A EP 96400742A EP 96400742 A EP96400742 A EP 96400742A EP 0737846 B1 EP0737846 B1 EP 0737846B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
slope
aircraft
attitude
collimator
pitch attitude
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP96400742A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0737846A1 (fr
Inventor
Philippe Coirier
Alain Goujon
Alain Léger
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales Avionics SAS
Original Assignee
Thales Avionics SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales Avionics SAS filed Critical Thales Avionics SAS
Publication of EP0737846A1 publication Critical patent/EP0737846A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0737846B1 publication Critical patent/EP0737846B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G01C23/005—Flight directors

Definitions

  • the present invention relates to optoelectronic devices assistance in piloting an aircraft usable in poor visibility at take-off and in the event of an approach interruption by go-around.
  • Optoelectronic devices for assisting the piloting of an aircraft consist of collimators or head-up displays allowing present before the eyes of an aircraft, airplane or helicopter pilot, graphic and alphanumeric information projected on a semi-reflecting optic and superimposed on the view of the outside world.
  • the view from outside world can be either direct or use a sensor in providing a video image presented in the collimator.
  • pilot assistance optoelectronics directly depend on visual characteristics of the various symbols presented to the pilot both for the capacity for global monitoring of the situation only for the accuracy of maneuvers performed manually.
  • collimators are used mainly for landing, taxiing and take off in poor visibility. They allow a reduction of minima visibility and / or increase operational security thanks to increased capacity to monitor the situation. They also bring increased precision of trajectory control in visual flight conditions.
  • the present invention aims to improve performance a collimator used in the initial take-off climb phase or in the event interruption of approach by go-around, in order to increase the level of monitoring the situation in general and monitoring the trajectory in particular (road and slope), even in the event of an engine failure.
  • an optoelectronic device for piloting assistance an aircraft with a navigation center determining, among other things, the longitudinal and lateral plates, and a collimator displaying a line of artificial horizon giving a reference of lateral attitude and slope null, and a fixed symbol consisting of an airplane model giving a longitudinal reference of the aircraft.
  • This device is remarkable in that it includes display means on the collimator of two scales of slope for takeoff and go-around, symmetrically inclined according to the branches of an X placed on the artificial horizon line and crossing at a value of longitudinal attitude called safety to be held in case of breakdown engine.
  • the two slope scales for takeoff and the go-around are graduated every 2.5 degrees and extend over 20 degrees of slope above the artificial horizon line.
  • the optoelectronic device for assisting in control also includes display means, on the collimator, of a local horizon attached to the fixed symbol of the airplane model.
  • the local horizon linked to the fixed symbol of the airplane model consists of two straight segments which are aligned and symmetrical about the center of the airplane model and which tilt to stay parallel to the artificial horizon line.
  • the optoelectronic device for assisting in control also includes means for displaying, on the collimator, two indexes which identify the longitudinal safety base and which are integral and parallel to the artificial horizon line, arranged on each side of the fixed symbol of the airplane model on the longitudinal attitude of safety and intended to position themselves on the local horizon when the attitude longitudinal of the aircraft merges with the longitudinal attitude of security.
  • the two indexes identifying the longitudinal attitude are spaced laterally the length of the two segments of right of the local horizon.
  • Each slope scale 7 and 8 for takeoff and delivery of gas includes a mark every 2.5 degrees of slope between the attitude 0 degree (horizon) and + 20 degrees, in the form of two dashed dashes, one horizontal parallel to artificial horizon line 3 and the other oblique, following the slope line of the scale.
  • the distance between the marks of the two slope scales 7 and 8 for takeoff and go-around assigned to the same level changes linearly decreasing to converge by lower values or higher towards the safety base to be held in the event of an engine failure (13 degrees in Figures 1 to 3).
  • the convergence effect is reinforced by the oblique fins of the marks.
  • the distance between the marks at +2.5 degrees of the two slope scales 7 and 8 for takeoff and delivery of gas corresponds to that separating the two indexes 12 and 13 from the third graphic symbol identifying the longitudinal safety attitude.
  • Slope ladders 7 and 8 for takeoff and go-around in the event of an approach interruption facilitate, in the event of an engine failure, acquisition and maintenance of the safety base thanks to good perception of the speed of variation of the longitudinal attitude from the apparent speed of movement of their markers in relation to the model airplane 2.
  • they give fine information on the longitudinal attitude by locating the relative position of the airplane model 2 relative to their benchmarks. They are fully compatible with flight procedures without engine failure and are presented at each takeoff or go-around after interruption of an approach.
  • the local horizon made up of two half-lines 10 and 11 attached to the airplane model 2 and parallel to the artificial horizon line 3 allows the pilot of the aircraft to better control the heel when his special attention is paid to the vicinity of the aircraft model 2, far from the artificial horizon line 3, which is the case during takeoff or a go-around.
  • the local horizon 10, 11 is centered and rotates according to the angle of deposit around the airplane model symbol 2 which is fixed in collimator axes. Associated with slope scales 7 and 8 for takeoff and go-around which are attached to the artificial horizon line 3 it allows with the mockup airplane 2 to estimate and control the angles of longitudinal attitude and gite.
  • the two indexes 12 and 13 of the third graphic symbol identifying the longitudinal safety base at which the two ladders intersect take-off and go-around slopes 7 and 8 allow the pilot to see the relative position of the two half-lines 10 and 11 of the local horizon in relation to the longitudinal safety base.
  • the pilot finds, grouped around the airplane model 2, all the elements to assess the situation and deduce the actions to maintain the aircraft in the desired flight envelope in the event of takeoff or go-around.
  • This offers an elegant solution to solve the problem of transition and change of pilot reference (round trip) between the ground speed vector 4 which makes it possible to estimate the orientation of the trajectory of the aircraft and the airplane model 2 which makes it possible to know the attitude of the aircraft.
  • This transition if it occurs naturally in take-off without engine failure, becomes much more difficult to manage without this new symbology, for example if an engine failure occurs during a go-around interrupting an ILS (Instrument Landing) approach System in Anglo-Saxon language).
  • the plane is indeed at this time very close to the ground (less than 50 feet in all weather landing category lllB) and engine failure may induce (on a twin-engine for example) a fairly large swerve in heel and on the way, while the longitudinal attitude setting must ensure in the same time a slope therefore a positive vertical speed.
  • the pilot In the event of an automatic go-around in the absence of a breakdown engine, the pilot must monitor the situation and check that the rotation of the longitudinal attitude and the ascent of the aircraft are well executed normally by autopilot. For this, he controls the plate longitudinal and deposit thanks to the new graphic symbols displayed.
  • the inclination of the local horizon 10, 11 compared to the airplane model 2 shows him the work of the autopilot around the roll axis.
  • the pilot uses the usual graphic and alphanumeric symbols. He must see the ground velocity vector 4 rise above the artificial horizon line 3, at plumb with the deposit route.
  • the airplane model 2 which must go up to the indexes 12, 13 locating the attitude longitudinal safety, without exceeding them, with a suitable speed appreciated by the scrolling of the marks on the slope scales 7 and 8 for the takeoff and go-around.
  • Figure 1 has been drawn for an operational situation corresponding to a take-off climb with all engines operational.
  • the plane is flying at zero speed, wings flat, as shown by half-lines 10 and 11 of the local horizon which are perfectly aligned with the wings of the airplane model 2.
  • Its longitudinal attitude is greater than the longitudinal safety attitude in the event of an engine failure identified by the index 12 and 13. It is here +15.5 degrees while the trim setpoint longitudinal safety is +13 degrees.
  • the relative position of the vector ground speed 4 relative to the slope scales 7 and 8 for takeoff and go-around lets you see that the aircraft is climbing on a positive slope 5 degrees.
  • the relative position of the "Ground speed vector" symbol 4 by compared to the artificial horizon line 3 and its heading scale allows us to see that the aircraft is on a route at 180.
  • Figure 2 has been plotted for an operational situation corresponding to an increase in go-around with an engine failure.
  • the plane still flies at zero as shown by the half-lines 10 and 11 of the local horizon which are aligned with the wings of the airplane model 2.
  • its longitudinal attitude is now just equal to the attitude longitudinal safety because beyond, it could not maintain its speed of instructions.
  • the relative position of the ground speed vector 4 with respect to slope scales 7 and 8 for takeoff and go-around allows you to see let the plane climb with a slight but positive slope of 2 degrees.
  • the relative position of the ground speed vector 4 with respect to the horizon line artificial 3 and at its heading scale shows that the plane is still following but approximately a road at 180.
  • Figure 3 has been plotted for an operational situation similar to that of FIG. 1, corresponding to a take-off climb with all engines operational and turn started on the right.
  • the plane flies with a heel to the right as shown by the tilt to the left of two half-lines 10 and 11 of the local horizon relative to the wings of the airplane model 2 and more generally the inclination on the left of the line artificial horizon 3 as well as slope scales 7 and 8 for takeoff and the go-around and indexes 12 and 13 identifying the longitudinal attitude of security that are related to the artificial skyline 3.
  • His trim longitudinal is greater than the longitudinal safety base. She is here, as in figure 1, by + 15.5 degrees while the longitudinal attitude safety is + 13 degrees.
  • the relative position of the ground speed vector 4 with respect to the slope scales 7 and 8 for takeoff and delivery of gas shows that the aircraft is climbing on a positive slope of 5 degrees.
  • the relative position of the ground speed vector 4 with respect to the horizon line artificial 3 and at its heading scale shows that the plane is following a route instantaneous in 192. In fact the fixity of the figure does not allow to show the displacement of the heading scale to the left on the horizon line artificial 3 consecutive to the right turn of the aircraft.
  • Figure 4 illustrates the general architecture of installed equipment aboard an airplane to display to the pilot the graphic symbols Figures 1 to 3.
  • the airplane the front part of which can be distinguished with the piloting, is equipped with a navigation system 20 and a baro-anemometric measurement with a baro-anemometric unit 21 and an incidence probe 22, connected by a computer 23 and a generator symbol 24 at a collimator 25.
  • the navigation system 20 provides the usual indications including, in particular, the heading, the speed vector relative to the ground, the longitudinal attitude and the lodging.
  • the collimator 25 comprises a transparent screen 250 which is placed in front of the pilot's eyes, superimposed on the landscape, and on which a projection device 251 displays the various symbols piloting alphanumeric and graphics including those shown in Figures 1 to 3.
  • the projection device 251 is controlled by the generator symbol 24 which receives update commands from the computer 23 to programmed logic connected to the navigation system 20 and to the baro-anemometric measurement 21, 22.

Landscapes

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  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
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  • Devices For Indicating Variable Information By Combining Individual Elements (AREA)
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  • Navigation (AREA)

Description

La présente invention concerne les dispositifs optoélectroniques d'aide au pilotage d'un aéronef utilisables par mauvaise visibilité au décollage et en cas d'interruption d'approche par remise de gaz.
Les dispositifs optoélectroniques d'aide au pilotage d'un aéronef comme par exemple décrits dans WO-A-92/01906, EP-A-0 044 777 et US-A-4 305 057, consistent en des collimateurs ou visualisations tête-haute permettant de présenter devant les yeux d'un pilote d'aéronef, avion ou d'hélicoptère, des informations graphiques et alphanumériques projetées sur une optique semi-réfléchissante et superposées à la vue du monde extérieur. La vue du monde extérieur peut être soit directe, soit faire appel à un capteur en fournissant une image vidéo présentée dans le collimateur.
Les performances obtenues à l'aide de ces dispositifs optoélectroniques d'aide au pilotage dépendent directement des caractéristiques visuelles des divers symboles présentés au pilote tant pour la capacité de surveillance globale de la situation que pour la précision des manoeuvres effectuées manuellement.
Les paramètres couramment représentés dans les collimateurs peuvent être regroupés en différentes familles :
  • éléments du "T basique" de la planche de bord (attitude, cap, vitesse, altitude),
  • éléments proches de ceux du "T basique" (nombre de Mach, vitesse verticale (variomètre), radio-altitude),
  • éléments liés à la trajectoire (vecteur vitesse, accélération, pente totale),
  • éléments de radionavigation de zone (RNAV) (VOR, ILS, DME),
  • éléments de guidage (en attitude, en trajectoire),
  • éléments complémentaires de contrôle de situation (consignes explicites (route, cap etc.), écarts par rapport à des consignes (vitesse etc.), indications de modes de fonctionnement, alarmes diverses etc.).
Dans le domaine de l'aviation civile, les collimateurs sont utilisés principalement pour des phases de vol d'atterrissage, de roulage et de décollage par mauvaise visibilité. Ils permettent une réduction des minima opérationnels de visibilité et/ou augmentent la sécurité des opérations grâce à une capacité accrue de surveillance de la situation. Ils apportent de même une précision accrue de contrôle de la trajectoire en condition de vol à vue.
La présente invention a pour but d'améliorer les performances d'un collimateur utilisé en phase de montée initiale au décollage ou en cas d'interruption d'approche par remise de gaz, afin d'augmenter le niveau de surveillance de la situation en général et le suivi de la trajectoire en particulier (route et pente), même en cas de panne moteur.
Elle a pour objet un dispositif optoélectronique d'aide au pilotage d'un aéronef pourvu d'une centrale de navigation déterminant, entre autres, les assiettes longitudinale et latérale, et d'un collimateur affichant une ligne d'horizon artificielle donnant une référence d'assiette latérale et de pente nulle, et un symbole fixe constitué d'une maquette avion donnant une référence longitudinale de l'aéronef. Ce dispositif est remarquable en ce qu'il comporte des moyens d'affichage sur le collimateur de deux échelles de pente pour le décollage et la remise de gaz, inclinées symétriquement selon les branches d'un X posé sur la ligne d'horizon artificielle et se croisant à une valeur d'assiette longitudinale dite de sécurité à tenir en cas de panne moteur.
Avantageusement, les deux échelles de pente pour le décollage et la remise de gaz sont graduées tous les 2,5 degrés et s'étendent sur 20 degrés de pente au dessus de la ligne d'horizon artificielle.
Avantageusement, le dispositif optoélectronique d'aide au pilotage comporte également des moyens d'affichage, sur le collimateur, d'un horizon local accroché au symbole fixe de la maquette avion.
Avantageusement, l'horizon local lié au symbole fixe de la maquette avion est constitué de deux segments de droite qui sont alignés et symétriques par rapport au centre de la maquette avion et qui s'inclinent pour rester parallèles à la ligne d'horizon artificiel.
Avantageusement, le dispositif optoélectronique d'aide au pilotage comporte aussi des moyens d'affichage, sur le collimateur, de deux index qui repèrent l'assiette longitudinale de sécurité et qui sont solidaires et parallèles à la ligne d'horizon artificielle, disposés de chaque côté du symbole fixe de la maquette avion au niveau de l'assiette longitudinale de sécurité et destinés à se positionner sur l'horizon local lorsque l'assiette longitudinale de l'aéronef se confond avec l'assiette longitudinale de sécurité.
Avantageusement, les deux index repérant l'assiette longitudinale de sécurité sont espacés latéralement de la longueur des deux segments de droite de l'horizon local.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description ci-après d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple. Cette description sera faite en regard du dessin dans lequel :
  • des figures 1, 2 et 3 sont des représentations d'écrans de collimateur sur lesquels apparaissent différents symboles graphiques dont ceux affichés par un dispositif selon l'invention, cela dans différentes conditions de vol d'un avion ; et
  • une figure 4 est un schéma illustrant l'architecture générale d'un dispositif selon l'invention à bord d'un avion.
Un collimateur se présente sous la forme d'un écran transparent 1 au travers duquel le pilote regarde à l'extérieur. Sur cet écran transparent 1 sont projetés différents symboles alphanumériques et graphiques destinés à faciliter le pilotage. Par soucis de clarté, les symboles alphanumériques ne sont pas représentés sur les figures 1, 2 et 3. qui ne comportent que des symboles graphiques, soit usuels, soit provenant d'un dispositif d'affichage selon l'invention. Parmi les symboles usuels, on distingue une maquette avion 2 fixe matérialisant l'axe de référence longitudinal du fuselage de l'avion, une ligne d'horizon artificielle 3 mobile, graduée en échelle de cap, qui se déplace sous les indications du système de navigation, un cercle ailé mobile 4 représentant l'extrémité du vecteur vitesse sol de l'avion, c'est-à-dire la direction de la tangente à sa trajectoire, et deux échelles verticales de pente 5 et 6 qui sont tracées de part et d'autre de la maquette avion 2 perpendiculairement à la ligne d'horizon artificielle 3 et constituées de tirets horizontaux superposés, espacés de 5 degrés de pente. Dans les figures 1, 2 et 3 les deux échelles verticales de pentes 5 et 6 sont supprimées dans une plage de 0 à 20 degrés de pente positive pour faire place à des symboles graphiques plus expressifs projetés par le dispositif d'affichage selon l'invention qui sont :
  • un premier symbole graphique constitué de deux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz, inclinées symétriquement selon les branches d'un X posé sur la ligne d'horizon artificielle 3 et se croisant à l'aplomb de la maquette avion 2 en un point 9 correspondant à une valeur d'assiette longitudinale dite de sécurité à tenir en cas de panne moteur,
  • un deuxième symbole graphique constitué de deux demi-droites 10 et 11 attachées à la maquette avion 2 et parallèles à la ligne d'horizon artificielle 3, constituant une référence horizontale locale, et
  • un troisième symbole graphique constitué de deux index 12 et 13 en forme de U allongés et couchés, séparés de l'envergure des deux demi-droites 10 et 11 de la ligne d'horizon locale, se présentant leurs ouvertures en vis à vis et placés à un même niveau au-dessus de la ligne d'horizon artificielle 3, à une hauteur correspondant à l'assiette longitudinale de sécurité à laquelle se croisent les deux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz.
Chaque échelle de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz comprend un repère tous les 2,5 degrés de pente entre l'assiette 0 degré (horizon) et + 20 degrés, sous la forme de deux tirets accolés, l'un horizontal parallèle à la ligne d'horizon artificiel 3 et l'autre oblique, suivant la ligne de pente de l'échelle.
La distance entre les repères des deux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz affectés à un même échelon évolue linéairement de façon décroissante pour converger par valeurs inférieures ou supérieures vers l'assiette de sécurité à tenir en cas de panne moteur (13 degrés sur les figures 1 à 3). L'effet de convergence est renforcé par les ailettes obliques des repères. La distance séparant les repères à +2,5 degrés des deux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz correspond à celle séparant les deux index 12 et 13 du troisième symbole graphique repérant l'assiette longitudinale de sécurité.
Les échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz en cas d'interruption d'approche facilitent, en cas de panne d'un moteur, l'acquisition puis le maintien de l'assiette de sécurité grâce à une bonne perception de la vitesse de variation de l'assiette longitudinale à partir de la vitesse apparente de défilement de leurs repères par rapport à la maquette avion 2. En outre, elles donnent une information fine d'assiette longitudinale par repérage de la position relative de la maquette avion 2 par rapport à leurs repères. Elles sont totalement compatibles avec les procédures de vol sans panne moteur et sont présentées à chaque décollage ou remise de gaz après interruption d'une approche.
L'horizon local constitué des deux demi-droites 10 et 11 attachées à la maquette avion 2 et parallèles à la ligne d'horizon artificiel 3 permet au pilote de l'aéronef de mieux assurer le contrôle de la gíte quand son attention est plus particulièrement portée au voisinage de la maquette avion 2, loin de la ligne d'horizon artificiel 3, ce qui est le cas lors d'un décollage ou d'une remise de gaz.
L'horizon local 10, 11 est centré et tourne en fonction de l'angle de gíte autour du symbole maquette avion 2 qui est fixe en axes collimateur. Associé aux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz qui sont attachées à la ligne d'horizon artificiel 3, il permet avec la maquette avion 2 d'estimer et de contrôler les angles d'assiettes longitudinale et de gíte.
Les deux index 12 et 13 du troisième symbole graphique repérant l'assiette longitudinale de sécurité à laquelle se croisent les deux échelles de pente 7 et 8 de décollage et de remise de gaz permettent au pilote de bien voir la position relative des deux demi-droites 10 et 11 de l'horizon local par rapport à l'assiette longitudinale de sécurité.
Ainsi, le pilote trouve, groupés autour de la maquette avion 2, tous les éléments pour apprécier la situation et en déduire les actions pour maintenir l'appareil dans le domaine de vol désiré en cas de décollage ou de remise de gaz. Cela offre une solution élégante pour résoudre le problème de transition et de changement de référence de pilotage (aller et retour) entre le vecteur vitesse sol 4 qui permet d'estimer l'orientation de la trajectoire de l'aéronef et la maquette avion 2 qui permet de connaítre l'attitude de l'aéronef. Cette transition, si elle s'effectue de façon naturelle en décollage sans panne moteur, devient beaucoup plus délicate à gérer sans cette nouvelle symbologie, par exemple si une panne moteur intervient lors d'une remise de gaz interrompant une approche ILS (Instrument Landing System en langue anglo-saxonne).
L'avion est en effet à ce moment très près du sol (moins de 50 pieds en catégorie d'atterrissage tout temps lllB) et la panne moteur peut induire (sur un bimoteur par exemple) une embardée assez importante en gíte et en route, alors que la prise d'assiette longitudinale doit assurer dans le même temps une pente donc une vitesse verticale positive.
En outre, dans ces phases critiques de vol, l'aspect temporel du contrôle de l'avion par l'équipage devient crucial et la nouvelle symbologie qui vient d'être décrite présente les avantages d'augmenter le niveau global de surveillance de la situation, d'améliorer la capacité de réaction du pilote et de faciliter les transitions nécessaires entre les centres d'intérêt de la symbologie. Elle permet en particulier au pilote en utilisant d'abord les demi-droites 10 et 11 de l'horizon local, puis les échelles de pentes 7 et 8 de décollage et de remise de gaz :
  • d'anticiper toute évolution en gíte près du sol, liée par exemple à une panne moteur,
  • de contrôler la cadence de rotation en assiette longitudinale,
  • d'anticiper l'arrivée à l'assiette longitudinale de sécurité afin d'éviter des oscillations et une valeur excessive d'incidence,
  • de gérer facilement la transition du vecteur vitesse sol 4 vers la maquette avion 2 pour stabiliser l'attitude de l'avion, ainsi que la transition inverse quand la gíte et l'assiette longitudinale sont stabilisés pour contrôler la trajectoire de l'avion.
En cas de la remise de gaz automatique en l'absence de panne moteur, le pilote doit surveiller la situation et vérifier que la rotation d'assiette longitudinale et la mise en montée de l'avion sont bien exécutées normalement par le pilote automatique. Pour cela, il contrôle l'assiette longitudinale et la gíte grâce aux nouveaux symboles graphiques affichés.
Pour le contrôle de l'assiette longitudinale, il doit voir monter le symbole maquette avion 2 vers les index 12, 13 repérant l'assiette longitudinale de sécurité et les dépasser pour atteindre une assiette longitudinale supérieure à celle recommandée en cas de panne moteur, avec une vitesse de déplacement convenable appréciée à partir de la vitesse de défilement des repères des échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz.
Pour le contrôle de la gíte, l'inclinaison de l'horizon local 10, 11 par rapport à la maquette avion 2 lui montre le travail du pilote automatique autour de l'axe de roulis.
Pour les autres fonctions telles que le contrôle de la trajectoire en pente et en route et le contrôle du domaine de vol aérodynamique, le pilote utilise les symboles graphiques et alphanumériques habituels. Il doit voir le vecteur vitesse sol 4 monter au-dessus de la ligne d'horizon artificiel 3, à l'aplomb de la route de consigne.
En cas d'une remise de gaz manuelle par suite d'une alarme due ou non à une panne du système automatique de contrôle du vol mais consécutive à une panne de moteur, le pilote doit atteindre l'assiette longitudinale de sécurité et contrôler la gíte.
Pour atteindre l'assiette longitudinale de sécurité, il s'aide de la maquette avion 2 qui doit monter vers les index 12, 13 repérant l'assiette longitudinale de sécurité, sans les dépasser, avec une vitesse convenable appréciée par le défilement des repères des échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz.
Pour le contrôle de la gíte, il se repère sur l'inclinaison de l'horizon local 10, 11 par rapport à la maquette avion 2.
Dans le cas ou le pilote voit le sol autour de la piste, il peut s'assurer en plus de l'évitement d'éventuels obstacles grâce à la position relative du vecteur vitesse sol 4 par rapport à ceux-ci.
La figure 1 a été tracée pour une situation opérationnelle correspondant à une montée au décollage avec tous les moteurs opérationnels. L'avion vole à gíte nulle, ailes à plat, comme le montrent les demi-droites 10 et 11 de l'horizon local qui sont parfaitement alignées avec les ailes de la maquette avion 2. Son assiette longitudinale est supérieure à l'assiette longitudinale de sécurité en cas de panne moteur repérée par les index 12 et 13. Elle est ici de +15,5 degrés alors que la consigne d'assiette longitudinale de sécurité est de +13 degrés. La position relative du vecteur vitesse sol 4 par rapport aux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz permet de voir que l'avion monte suivant une pente positive de 5 degrés. La position relative du symbole "Vecteur vitesse sol" 4 par rapport à la ligne d'horizon artificiel 3 et à son échelle de cap permet de voir que l'avion suit une route au 180.
La figure 2 a été tracée pour une situation opérationnelle correspondant à une montée en remise de gaz avec une panne moteur. L'avion vole encore à gíte nul comme le montrent les demi-droites 10 et 11 de l'horizon local qui sont alignées avec les ailes de la maquette avion 2. Mais son assiette longitudinale est maintenant juste égale à l'assiette longitudinale de sécurité car au-delà, il ne pourrait maintenir sa vitesse de consigne. La position relative du vecteur vitesse sol 4 par rapport aux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz permet de voir que l'avion monte avec une pente faible mais positive de 2 degrés. La position relative du vecteur vitesse sol 4 par rapport à la ligne d'horizon artificielle 3 et à son échelle de cap montre que l'avion suit encore mais approximativement une route au 180.
On distingue sur cette figure 2 un nouveau symbole graphique 14 qui n'apparaít que lorsque l'avion est dans une configuration de vol proche du décrochage et qui est formé d'un segment de droite repérant un angle limite de pente que le vecteur vitesse ne doit pas franchir pour éviter un décrochage. Ce symbole graphique 14 montre que l'avion vole dans une configuration aérodynamique marginale, à 2,5 degrés environ de son incidence de décrochage.
La figure 3 a été tracée pour une situation opérationnelle analogue à celle de la figure 1, correspondant à une montée au décollage avec tous les moteurs opérationnels et virage entamé sur la droite. L'avion vole avec une gíte à droite comme le montre l'inclinaison sur la gauche des deux demi-droites 10 et 11 de l'horizon local par rapport aux ailes de la maquette avion 2 et plus généralement l'inclinaison sur la gauche de la ligne d'horizon artificiel 3 ainsi que des échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz et des index 12 et 13 repérant l'assiette longitudinale de sécurité qui sont liés à la ligne d'horizon artificielle 3. Son assiette longitudinale est supérieure à l'assiette longitudinale de sécurité. Elle est ici, comme dans la figure 1, de + 15,5 degrés alors que l'assiette longitudinale de sécurité est de + 13 degrés. La position relative du vecteur vitesse sol 4 par rapport aux échelles de pente 7 et 8 pour le décollage et la remise de gaz montre que l'avion monte selon une pente positive de 5 degrés. la position relative du vecteur vitesse sol 4 par rapport à la ligne d'horizon artificiel 3 et à son échelle de cap montre que l'avion suit une route instantanée au 192. En fait la fixité de la figure ne permet pas de montrer le déplacement de l'échelle de cap vers la gauche sur la ligne d'horizon artificiel 3 consécutif à la mise en virage à droite de l'avion.
La figure 4 illustre l'architecture générale d'un équipement installé à bord d'un avion pour afficher aux yeux du pilote les symboles graphiques des figures 1 à 3. L'avion dont on distingue la partie avant avec le poste de pilotage, est équipé d'un système de navigation 20 et d'un système de mesure baro-anémométrique avec une centrale baro-anémométrique 21 et une sonde d'incidence 22, reliés par un calculateur 23 et un générateur de symbole 24 à un collimateur 25.
Le système de navigation 20 fournit les indications habituelles dont, notamment, le cap, le vecteur vitesse relative par rapport au sol, l'assiette longitudinale et la gíte.
Le collimateur 25 comprend un écran transparent 250 qui est placé devant les yeux du pilote, en superposition avec le paysage, et sur lequel un dispositif de projection 251 vient afficher les différents symboles alphanumériques et graphiques relatifs au pilotage dont ceux représentés aux figures 1 à 3.
Le dispositif de projection 251 est piloté par le générateur de symbole 24 qui reçoit des commandes de mise à jour du calculateur 23 à logique programmée relié au système de navigation 20 et au système de mesure baro-anémométrique 21, 22.

Claims (10)

  1. Dispositif optoélectronique d'aide au pilotage d'un aéronef pourvu d'un système de navigation (20) déterminant, entre autres, les assiettes longitudinale et latérale, et d'un collimateur (25) affichant une ligne d'horizon artificielle (3) donnant une référence d'assiette latérale et de pente nulle, et un symbole fixe constitué d'une maquette avion (2) donnant une référence longitudinale de l'aéronef caractérisé en ce qu'il comporte des moyens d'affichage sur le collimateur de deux échelles de pente (7, 8) pour le décollage et la remise de gaz, inclinées symétriquement selon les branches d'un X posé sur la ligne d'horizon artificielle (3) et se croisant à une valeur (9) d'assiette longitudinale dite de sécurité à tenir en cas de panne moteur.
  2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens d'affichage sur le collimateur d'un horizon local (10, 11) accroché à la maquette d'avion (2).
  3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens d'affichage sur le collimateur de deux index (12, 13) qui repèrent l'assiette longitudinale de sécurité et qui sont solidaires et parallèles à la ligne d'horizon artificielle (3), disposés de chaque côté de la maquette avion (2) au niveau de l'assiette longitudinale de sécurité et destinés à se positionner sur l'horizon local (10, 11) lorsque l'assiette longitudinale de l'aéronef se confond avec l'assiette longitudinale de sécurité.
  4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les deux échelles de pente (7, 8) pour le décollage et la remise de gaz sont graduées tous les 2,5 degrés de pente.
  5. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les deux échelles de pente (7, 8) s'étendent sur 20 degrés de pente au dessus de la ligne d'horizon artificielle (3).
  6. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les repères de chaque échelle de pente (7, 8) pour le décollage et la remise de gaz sont constitués de deux tirets accolés, l'un horizontal et parallèle à la ligne d'horizon artificiel (3), et l'autre oblique suivant la ligne de pente de l'échelle.
  7. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens d'affichage d'un horizon local affichent deux segments de droites (10, 11) alignés, symétriques par rapport au centre du symbole maquette avion (2) et parallèles à la ligne d'horizon artificiel (3).
  8. Dispositif selon les revendications 3 et 7, caractérisé en ce que les moyens d'affichage des deux index (12, 13) affichent sur le collimateur deux index (12, 13) espacés latéralement de la longueur des deux segments de droite (10, 11) de l'horizon local.
  9. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens d'affichage des deux index (12, 13) affichent sur le collimateur deux index (12, 13) en forme de U allongés et couchés se présentant leurs ouvertures en vis à vis et placés à un même niveau au-dessus de la ligne d'horizon artificielle (3), à une hauteur correspondant à l'assiette longitudinale de sécurité à laquelle se croisent les deux échelles de pente (7, 8) pour le décollage et la remise de gaz.
  10. Dispositif selon les revendications 8 et 9, caractérisé en ce que les deux index (12, 13) repérant l'assiette longitudinale de sécurité viennent entourer les extrémités extérieures des deux demi-droites (10, 11) de l'horizon local lorsque l'assiette longitudinale de l'aéronef correspond à l'assiette longitudinale de sécurité.
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